Изобретение относится к насосам для подачи топлива и окислителя в камеру горения ракетного движителя с наполнением рабочего цилиндра воздухом за счет скоростного напора, получаемого при движении ракеты, и отсосом отработавших газов из рабочего цилиндра за счет эжекции струй, выходящих из камеры горения газов.
В предлагаемом насосе поршень его выполнен диференциальным с целью раздельной подачи топлива и окислителя в камеру горения ракетного движи1теля.
На чертеже изображена схема насоса для подачи топлива и окислителя в камеру горения ракетного движителя.
Рабочий цилиндр А насоса, имеюШ.ИЙ сверху нагруженный пруж1иной клапан 12, снабжен свечой 2 & поршнем /, шток 3 которого несет диференциальные поршни S, 4, установленные в цилиндрах насоса В и предназначенные для подачи окислителя и топл)ива в камеру С горения ракетного движителя. Топливо и окислитель находятся под давлением в баках б и 7. Для выравнивания давления на трубах, соединяющих насос В с камерой С горения ракетного движителя, установлены газовые компенсаторы 9, 10. Посредством трубок 8 рабочий цилиндр А насоса соединен с соплом камеры С горения.
Под давлением .скоростного напора, получаемого при движении ракеты, клапан- 12 открывается, и топливо, находящееся под давлением в баке 6, поступает в рабочий цилиндр А насоса. При воспламенении топлива посредством электрической свечи 2 происходит взрыв. Под давлением газов I клапан J2 закрывается, а поршень / I рабочего цилиндра перемещается вниз, I причем диференциальные поршни 5 ; и 4, находящиеся на его щтоке 3, выталкивают из цилиндров насоса В соответствующие порции окислителя I и топлива в камеру С горения ракетI ного движителя.
i Отработавшие в цилиндре А газы I отсасываются за счет эжекции струй выходящих газов из камеры горения ; после того, как поршень / откроет выходные отверстия каналов 8.
Предмет изобретения.
Насос для подачи топлива и окис лителя в камеру горения ракетного
движителя с наполнением рабочего
цилиндра воздухом за счет скоростяого напора, получаемого при движен| и ракеты, и отсосом отработавших газов из рабочего цилиндра за счет эжекции струй выходящих газов из камеры горения, отличающийся тем,
что, с целью раздельной подачн то, плана и окислителя в камеру С горения ракетного движителя, поршень насоса В выполнен диференциальным.
